利于减少配平损失的太阳能飞机构型设计

针对具有静稳定性的太阳能飞机一般采用尾翼配平造成气动配平损失的问题,提出了一种“T”构型太阳能飞机。概述该太阳能飞机的总体构型,分析该构型飞机巡航状态下降低重心的自配平原理,建立能量平衡和质量分析模型,给出适合于该构型太阳能飞机的概念设计方法,并优化构型设计参数。结果表明,“T”构型太阳能飞机不仅具有静稳定性,还降低了配平损失。在巡航状态下,“T”构型太阳能飞机单位面积平飞需用功率比常规构型太阳能飞机减少了6.2%,具有明显的应用效果。      

旋转热源传热特性的理论研究

研究了旋转热源的热传导问题，并将其简化为一维、旋转的周期性脉冲热源传热问题。类似于流体流动，一组新的由旋转角速度ω、热物性参数和几何尺寸组合而成的无量纲拟贝克数Pe1，Pe2．毕奥数Bi被导出。结果表明．它们对传热过程起决定性作用。尤为重要的是，数值仿真对每周转的温度分布给出了微观的“精细”结构和宏观的“粗糙”结构，两的差别取决于上述无量纲数的不同组合，显示了上述几个无量纲准则数的相对关系对传热特性的影响。     

装有多孔介质的封闭腔体中热驱动换热的数值研究

以涡轮叶片超级冷却技术为研究背景,用数值计算的方法,模拟了离心力场下装有多孔介质的封闭腔体中的热驱动换热现象。计算结果表明,在封闭腔体中加入大孔隙率多孔介质后确实能起到强化换热的效果,采用的固体介质的导热性越好,封闭腔体中流体的热驱动能力越强,换热效果越好。而且采用导热性比较好的固体介质时,在大孔隙率范围内,随着孔隙率的减少,封闭腔体中流体的热驱动能力和换热均得到增强。     

扩展型面排孔气膜冷却的实验研究

本文设计了三种型面的气膜孔扩展结构,研究了气膜冷却效率、壁面换热系数及流量系数随吹风比的变化规律。研究结果表明,与典型的圆柱形气膜孔相比,有后向扩展型面的气膜孔具有相对较高的冷却效率和换热系数,流量系数略有降低。扩展型面的流向扩展角α对冷却效率和换热系数的影响大于侧向扩展角 的影响。侧向扩展角 只在特定吹风比下才对提高气膜的侧向覆盖率、进而提高气膜冷却效率起作用,它使得位于二次流出流下游的低压区域范围增大,流量系数减小。     

统一热管理的疏导式防热系统概念研究

对各种防热、热控机理基本规律进行了梳理和研究,认为要进一步提高系统性能,需要进行结构、防热、热控一体化设计。基于这种设计思想,提出了一种将航天器防热、热控和结构相结合的“统一热管理的疏导式防热系统”,在传统防热机制的基础上,加入原先主要用于热控的各种热传输机制,进行防热、热控和结构等子系统间热的统一管理。应用这种系统,可提高防热效果,减轻飞行器的结构重量,减轻高热流区材料与结构的耐温负担,有可能实现长时间、超高速大气层机动飞行器的前缘尖化,还可使整个防热层趋于等温,易于热控处理,减小结构热应力。文章还分析了疏导式防热系统的应用前景,并针对几种典型的航天器（尖鼻锥和尖翼前缘的高超声速巡航飞行器、返回式航天器和载人飞船）提出若干适用的疏导式防热系统的方案设想。     

大型水轮发电机通风特性的数值模拟研究

采用多重参考坐标系方法、多孔介质模型和并行计算方法求解三维平均N-S方程和RNGκ-ε方程,对某一大型水轮发电机双路径向无风扇通风系统的流场进行了数值模拟,分析了通风系统中各部件的流动特性及其对发电机整体通风风量的影响.为了给有限元热应力分析提供合理的壁面换热系数,严格控制了第一层壁面网格的厚度,使其y+值在30-100之间.研究表明:由于上、下回路中的气流流经线棒端部的流量较少,采用固定磁极盖板或旋转磁极盖板及磁极盖板有无泄露间隙将直接影响线棒端部的散热,有泄露间隙的旋转磁极盖板形成具有旋转速度的“气墙”,在“气墙”的诱导下,在内侧线棒端部周围形成回流区,并诱导经冷却器冷却后的气流从外侧线棒端部进入该回流区,改善了内侧线棒端部表面的散热性能;由于受磁极旋转效应的影响,整个通风流道内的主要通风耗损来自于定子通风槽入口处的流动损失,定子通风槽内形成迎风区和背风区,背风区内易产生回流区,迎风区内的换热系数高于背风区内的换热系数.研究结果为大型水轮发电机通风流道的优化设计提供依据.     

液体火箭发动机涡轮泵用机械密封温度场及热载变形研究

基于ANSYS数值计算软件,建立了液体火箭发动机涡轮泵用机械密封的二维稳态传热模型,依靠经验公式确定了模型的对流换热系数。计算了密封环的温度场和热载变形,分析了密封端面比压、回流流量以及不同材质对密封温度场的影响规律。结果表明:密封端面最高温度发生在靠近密封环内径处,且密封端面比压越大密封环温度梯度越大;密封环热载变形呈收敛间隙,最大变形发生在动环端面的外径处,其值约为2.2μm;密封环端面最高温度随回流流量增加而减小,当回流流量从0.1~0.6 kg/s变化时,密封环端面最高温度可降低18%(从100℃降至82℃);当回流流量增大到0.3 kg/s时,继续提高对密封环端面温升的控制不再显著;采用高导热系数的摩擦副材料能够显著降低端面温升和温度梯度,提高密封工作可靠性。     

运载火箭推进剂复杂流动传热问题数值模拟中的模型简化方法

在运载火箭改进优化或新型运载火箭设计过程中,会遇到各种复杂的流动与传热问题。按照真实产品和物理过程直接建立的数值计算模型过于复杂,不同尺度的结构、流动与传热、长时间的飞行过程相互耦合,出现计算时间太长(数年)、收敛困难、程序调试困难等问题。针对初始条件复杂、飞行过程复杂、边界条件复杂3类具体问题,总结了3种相应的模型简化方法,分别是工程经验法、极限参数法、低维近似法,为推进剂复杂流动与传热的数值模拟提供参考。     

连续突变管道流动局部水头损失建模研究

管道系统中设置的阀门、限流环等十分常见,装备限流装置的管道本质就是典型的连续突变管道。突变管道流动存在十分明显的局部水头损失,因此工程设计人员在进行管道系统设计时不得不考虑因管道突变而产生的局部水头损失;目前针对单个突变管道流动局部水头损失已有较为深入的研究,并已推导出相应的计算模型,但对于连续突变管路的水头损失研究较少,工程设计中对于连续突变管路的局部水头损失计算采用基于单个突变管道水头损失的叠加计算法,由于连续突变管路流动为极其复杂的湍流,基于单个突变管道水头损失的叠加计算法而得到的连续突变管路的局部水头损失结果误差较大。鉴于此,采用理论推导与实验相结合的方法,设计四种不同管径比的管道以及23种不同进口流量工况,并以航空煤油为介质进行实验,利用实验结果进行分析并对传统的突变管道水头损失的叠加计算法进行修正,提出了连续突缩突扩管道的局部水头损失修正计算模型,其计算结果相比于传统计算方法在精度上得到了显著性提高,为工程管道系统设计中的连续突变管路局部水头损失计算提供了有力依据。     

燃烧过程辐射换热离散坐标模型的应用

对离散坐标(DO)辐射传热模型分别在长方体空间和旋流燃烧室内进行了验证与应用。长方体空间的计算结果表明:DO模型的纯辐射传热预报结果比六热流(SHF)模型准确,与计算精确的区域法的计算结果吻合较好,而SHF模型的预报结果却有较大的误差。对于旋流燃烧室内温度场的模拟预报也表明,DO模型的计算结果和实验值相吻合,明显高于用SHF模型计算所得的温度值。另外,DO模型在计算时间和边界处理等方面比区域法优越;在收敛速度和计算准确度等方面也比工程常用的六通量模型优越。